本發(fā)明利用單個(gè)gnss接收機(jī)信號(hào)及其歷元差分，實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器柔性附件振動(dòng)的模態(tài)參數(shù)確定，從而對(duì)柔性附件的振動(dòng)量進(jìn)行監(jiān)測(cè)，并以兩種方案對(duì)信號(hào)進(jìn)行處理，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)振動(dòng)監(jiān)測(cè)以及更高精度的事后振動(dòng)監(jiān)測(cè)，以便驗(yàn)證振動(dòng)抑制效果，屬于航天。

背景技術(shù)：

1、隨著社會(huì)對(duì)航天技術(shù)的需求越來(lái)越高，航天器在軌運(yùn)行時(shí)常攜帶有多種大型的柔性附件，并為了降低航天器質(zhì)量和發(fā)射成本，柔性結(jié)構(gòu)常采用在軌展開(kāi)或組裝的部署方式，例如太陽(yáng)能帆板或可展開(kāi)式天線等。由于該種結(jié)構(gòu)體積和慣量相對(duì)于航天器本體而言一般較大，因此很容易在擾動(dòng)的影響下產(chǎn)生振動(dòng)，尤其是在展開(kāi)以及機(jī)動(dòng)的過(guò)程中。

2、對(duì)振動(dòng)監(jiān)測(cè)的傳統(tǒng)方案可分為非接觸式和接觸式，其中非接觸式主要包括光學(xué)方法、基于機(jī)器視覺(jué)的應(yīng)變測(cè)量方法以及x射線應(yīng)力測(cè)定法，接觸式主要包括基于電阻應(yīng)變片和磁應(yīng)變片傳感陣列的應(yīng)變測(cè)量方法，由于光纖傳感技術(shù)的發(fā)展，光纖布拉格光柵(fiberbragg?grating,fbg)傳感器因其尺寸小、精度高、抗電磁干擾能力強(qiáng)等優(yōu)勢(shì)用于接觸式的振動(dòng)監(jiān)測(cè)。其中非接觸式的振動(dòng)監(jiān)測(cè)方案通常需要光學(xué)相機(jī)的參與，極大的增加了航天器質(zhì)量和成本，而接觸式的振動(dòng)監(jiān)測(cè)方案則需要在柔性附件表面關(guān)鍵位置覆蓋傳感器，增加重量和成本的同時(shí)，也可能對(duì)航天器某些功能的實(shí)現(xiàn)造成困難，尤其對(duì)于某些追求低成本的小衛(wèi)星。因而需要一種低成本實(shí)現(xiàn)振動(dòng)監(jiān)測(cè)功能的方案。

3、全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)(global?navigation?satellite?system,gnss)作為目前應(yīng)用范圍最廣泛的導(dǎo)航定位系統(tǒng)，能夠?qū)崿F(xiàn)全天時(shí)、高精度的定位授時(shí)，因而絕大多數(shù)近地航天器以gnss接收機(jī)作為自身的定位測(cè)速方案，其中載波相位為精度最高的測(cè)距方案。在gnss衛(wèi)星鐘差、接收機(jī)鐘差、歷元誤差、電離層誤差、平流層誤差以及整周模糊度等的影響下，其單點(diǎn)定位測(cè)距精度為米級(jí)，測(cè)速精度為厘米級(jí)，單獨(dú)的gnss測(cè)量不足以實(shí)現(xiàn)對(duì)振動(dòng)量的求解，因此引入載波相位歷元差分(time-differenced?carrier?phase,tdcp)對(duì)信號(hào)進(jìn)行處理，通過(guò)相鄰歷元時(shí)刻gnss載波相位信號(hào)的作差處理，可避免整周模糊度和星歷所引起的誤差問(wèn)題，結(jié)合gnss星歷和平流層、對(duì)流層誤差模型，可避免gnss衛(wèi)星鐘差、平流層誤差和對(duì)流層誤差，從而將精度提高到毫米級(jí)，因此在原理層面上能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)航天器柔性附件的振動(dòng)監(jiān)測(cè)。

4、綜上所述，gnss接收機(jī)作為航天器常規(guī)搭載的載荷，具有成熟的技術(shù)背景，在保證一定精度的振動(dòng)監(jiān)測(cè)外，還可以同時(shí)實(shí)現(xiàn)測(cè)量位置和速度，這對(duì)于小型航天器降低成本有很大的優(yōu)勢(shì)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、(一)發(fā)明目的

2、本發(fā)明將航天器及其柔性附件構(gòu)成的剛?cè)狁詈象w作為研究對(duì)象，在已知衛(wèi)星模態(tài)振型和姿態(tài)數(shù)據(jù)的前提下，利用安裝于柔性附件末端的gnss接收機(jī)所提供的歷元差分信息，通過(guò)軌道擬合和擬合濾波兩種方案分離振動(dòng)量，再通過(guò)最小二乘法求解振動(dòng)模態(tài)向量及其參數(shù)。結(jié)合兩種方案的特點(diǎn)分別應(yīng)用于實(shí)時(shí)和事后的振動(dòng)監(jiān)測(cè)，其中，實(shí)時(shí)振動(dòng)監(jiān)測(cè)可為振動(dòng)抑制提供測(cè)量信息，事后振動(dòng)監(jiān)測(cè)則可應(yīng)用于振動(dòng)抑制效果的驗(yàn)證。該算法僅通過(guò)一個(gè)gnss接收機(jī)即可實(shí)現(xiàn)較高精度的振動(dòng)監(jiān)測(cè)功能，同時(shí)以兩種方案完善功能，具有成本低廉、效果全面的技術(shù)特點(diǎn)。

3、(二)技術(shù)方案

4、本發(fā)明創(chuàng)建了一種使用單個(gè)gnss接收機(jī)對(duì)柔性附件振動(dòng)參數(shù)的確定方法，設(shè)定亞太空間合作組織(asian-pacific?space?cooperation?organization,apsco)的大學(xué)生小衛(wèi)星項(xiàng)目(student?small?satellite,sss)中的主星sss-1為典型案例，并將其簡(jiǎn)化為衛(wèi)星主體、簡(jiǎn)化柔性桿、衛(wèi)星尖端三部分。參照附圖1。三部分材料均為鋁合金，并參照真實(shí)衛(wèi)星模擬其質(zhì)量分布，因而各部分質(zhì)量分布如下：衛(wèi)星主體為30kg，簡(jiǎn)化柔性桿為0.3kg，衛(wèi)星尖端為0.6kg，簡(jiǎn)化柔性桿尺寸長(zhǎng)為2m，寬和高分別為6cm和0.1cm。衛(wèi)星整體可視為由剛體：衛(wèi)星主體和衛(wèi)星尖端、柔性體：簡(jiǎn)化柔性桿組成的剛?cè)狁詈象w。由于柔性桿同樣作為重力梯度桿，認(rèn)為桿對(duì)地指向。衛(wèi)星本體系和在軌道上的運(yùn)動(dòng)情況參照附圖2。

5、本發(fā)明需提前獲取柔性附件與航天器組合的剛?cè)狁詈象w的一階振動(dòng)振型和振動(dòng)頻率，并通過(guò)陀螺等方式獲取航天器的姿態(tài)歐拉角。將gnss接收機(jī)部署于目標(biāo)衛(wèi)星尖端，獲取偽距測(cè)量和載波相位測(cè)量，并將數(shù)據(jù)記錄下來(lái)，達(dá)到足夠歷元時(shí)刻時(shí)，通過(guò)軌道擬合分離振動(dòng)，輸出實(shí)時(shí)的振動(dòng)參數(shù)以及振動(dòng)預(yù)報(bào)量，并在一段時(shí)間后，利用擬合濾波得到振動(dòng)參數(shù)，可用于驗(yàn)證振動(dòng)抑制效果。

6、本發(fā)明所涉及的剛?cè)狁詈象w衛(wèi)星場(chǎng)景下基于gnss信號(hào)歷元差分的航天器振動(dòng)監(jiān)測(cè)算法實(shí)施步驟如下：

7、步驟一：gnss接收機(jī)測(cè)量數(shù)據(jù)以及姿態(tài)數(shù)據(jù)采集

8、gnss接收機(jī)可獲取偽距和載波相位測(cè)量，并可輸出米級(jí)精度的位置信息和厘米級(jí)精度的積分多普勒測(cè)量信息，除此以外需要通過(guò)衛(wèi)星內(nèi)置陀螺或其他方式輸出衛(wèi)星姿態(tài)角測(cè)量，將以上信息傳輸給星載計(jì)算機(jī)存儲(chǔ)。

9、步驟二：位置速度轉(zhuǎn)換與軌道擬合

10、該步驟涉及衛(wèi)星尖端與質(zhì)心之間的位置速度轉(zhuǎn)換。參照附圖3。衛(wèi)星尖端位置rr、速度vr和質(zhì)心位置ro、速度vo之間的關(guān)系如下：

11、rr＝ro+e?(1)

12、

13、其中e為衛(wèi)星尖端相對(duì)于質(zhì)心的位置坐標(biāo)，ω為衛(wèi)星角速度，可根據(jù)上式進(jìn)行速度位置的相互轉(zhuǎn)換。

14、根據(jù)每一歷元時(shí)刻tk所輸出天線即衛(wèi)星尖端的位置速度信息，將其轉(zhuǎn)換到質(zhì)心位置速度，通過(guò)軌道擬合預(yù)報(bào)得到tk～tk+n時(shí)刻位置速度，同樣轉(zhuǎn)換回到天線處，并計(jì)算位置歷元差分。

15、步驟三：從測(cè)量結(jié)果中分離振動(dòng)

16、累計(jì)一段時(shí)間gnss載波相位測(cè)量，即有tk～tk+n時(shí)刻載波相位測(cè)量值，得到測(cè)量值歷元差分，也即gnss接收機(jī)位置歷元差分的測(cè)量值，其中包含振動(dòng)位移，與步驟二中預(yù)報(bào)得到的位置歷元差分做差，得到的即是這段時(shí)間內(nèi)包含誤差的振動(dòng)位移。

17、步驟四：最小二乘法求解振動(dòng)參數(shù)

18、以上得到了tk～tk+n時(shí)刻的振動(dòng)位移，其中所含誤差較大，需要通過(guò)最小二乘法對(duì)振動(dòng)參數(shù)進(jìn)行求解。

19、接收機(jī)位置坐標(biāo)xr，質(zhì)心坐標(biāo)xo，本體系內(nèi)接收機(jī)位置向量e，以及振動(dòng)位移x的關(guān)系如下：

20、xr＝xo+g·e+x?(3)

21、其中g(shù)表示為由本體系到地心固連坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，計(jì)算tk-1和tk兩個(gè)歷元時(shí)刻的差分結(jié)果，即有：

22、

23、結(jié)合彈性力學(xué)內(nèi)容，則有g(shù)nss接收機(jī)在本體系下的振動(dòng)位移x*表達(dá)式為：

24、

25、其中，u為位移大小，φ為模態(tài)振型，q為模態(tài)坐標(biāo)，l為柔性桿尖端平衡位置與質(zhì)心之間的距離。參照附圖4。模態(tài)振型和模態(tài)坐標(biāo)的表達(dá)式分別為：

26、

27、其中ω為剛?cè)狁詈象w的一階自然振動(dòng)頻率，β有如下定義：

28、

29、以上各個(gè)值ω、β、φ(l)均可由有限元分析得到，因而常數(shù)c5、c6為需要確定的振動(dòng)參數(shù)，確定了振動(dòng)的振幅和相位。由于x和x*的關(guān)系如下：

30、x＝g·x*?(8)

31、帶入(4)得：

32、

33、其中

34、通過(guò)步驟三得到了包含誤差的振動(dòng)位移，也即(9)右側(cè)的第三項(xiàng)結(jié)合軌道數(shù)據(jù)和姿態(tài)數(shù)據(jù)得到坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣g，通過(guò)多個(gè)歷元時(shí)刻的測(cè)量，利用最小二乘法即可得到振動(dòng)參數(shù)c5、c6，實(shí)現(xiàn)對(duì)振動(dòng)量的監(jiān)測(cè)。

35、步驟五：擬合濾波分離振動(dòng)量

36、繼續(xù)累計(jì)載波相位測(cè)量信號(hào)，計(jì)算tk～tk+n時(shí)間段內(nèi)測(cè)量歷元差分，通過(guò)對(duì)該歷元差分的擬合濾波分離振動(dòng)量。擬合濾波法的理論依據(jù)在于由(4)可見(jiàn)等式右側(cè)除振動(dòng)分量外，均為軌道周期的低頻信號(hào)，而振動(dòng)分量則為高頻信號(hào)，依據(jù)這項(xiàng)區(qū)別利用多階傅里葉擬合和帶通濾波器濾波將振動(dòng)量分離出來(lái)。

37、依據(jù)載波相位歷元差分可得到位置歷元差分，軌道周期約為90分鐘，相比一階振動(dòng)周期為8秒左右，從理論上講可進(jìn)行600多階的傅里葉擬合才會(huì)涉及到振動(dòng)頻率，考慮到滿足運(yùn)算量和精度的要求，在實(shí)際操作中進(jìn)行8階的傅里葉擬合，可得到較好的精度效果。

38、因此，將累計(jì)得到的位置歷元差分輸入星載計(jì)算機(jī)，將其進(jìn)行8階非線性最小二乘的傅里葉擬合，將測(cè)量位置歷元差分與擬合值作差，得到包含振動(dòng)位移以及攝動(dòng)等誤差引起的位移的歷元差分。

39、將得到的信號(hào)輸入帶通濾波器中，通過(guò)頻率設(shè)置為振動(dòng)頻率附近，得到包含誤差的振動(dòng)位移。

40、步驟六：再次最小二乘求解振動(dòng)參數(shù)

41、同樣依據(jù)(9)，并結(jié)合gnss接收機(jī)速度位置測(cè)量和姿態(tài)測(cè)量，利用最小二乘法得到振動(dòng)參數(shù)。

42、綜上所述，分別用兩種方法求得振動(dòng)參數(shù)，分別為軌道擬合分離振動(dòng)和擬合濾波分離振動(dòng)，前者利用較少的測(cè)量，即可得到較高精度的參數(shù)估計(jì)，后者則需利用更多更久的測(cè)量值，得到精度更高的振動(dòng)參數(shù)估計(jì)。前者可用于實(shí)時(shí)輸出振動(dòng)情況，可輸出給振動(dòng)抑制機(jī)構(gòu)，而后者則可用于事后輸出，以驗(yàn)證振動(dòng)抑制效果。二者組合實(shí)時(shí)步驟流程如附圖5所示。

43、(三)優(yōu)點(diǎn)

44、本發(fā)明提供的基于gnss信號(hào)歷元差分的航天器振動(dòng)監(jiān)測(cè)算法的優(yōu)點(diǎn)在于：

45、①本發(fā)明只需用單個(gè)的gnss接收機(jī)即可實(shí)現(xiàn)對(duì)帶有柔性桿的剛?cè)狁詈象w航天器的振動(dòng)量的監(jiān)控，相比于傳統(tǒng)振動(dòng)監(jiān)測(cè)方法成本更低。

46、②通過(guò)兩種方法能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)監(jiān)控振動(dòng)量的實(shí)時(shí)輸出和高精度事后輸出，可實(shí)現(xiàn)振動(dòng)抑制和抑制效果驗(yàn)證，功能完整。

47、③gnss接收機(jī)作為航天器常規(guī)載荷，同樣可以輸出航天器的位置速度測(cè)量，

48、進(jìn)一步降低成本。